Жаропрочная коллекторная система для кожуха центральной рамы газотурбинного дигателя

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система (10) для внутреннего кожуха (12) между компрессором (14) и турбиной в сборе (16). Жаропрочная коллекторная система (10) защищает наружный кожух (18) от высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора, что обеспечивает изготовление наружного кожуха (18), пролегающего между компрессором (14) и турбиной в сборе (16), из менее дорогих материалов, которые были бы в противном случае необходимы. Кроме того, жаропрочная коллекторная система (10) может быть выполнена таким образом, что отбираемый воздух компрессора пропускается из компрессора (14) в жаропрочную коллекторную систему (10) без прохождения через обычное межфланцевое соединение, которое может протекать. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Заявление о спонсировании федеральным правительством научно-исследовательских или опытно-конструкторских работ

Разработка данного изобретения была частично подержана Министерством энергетики Соединенных Штатов, Программа развития перспективной турбинной установки, Контракт № DE-FC26-05NT42644-Sub011.

Соответственно, правительство Соединенных Штатов может иметь некоторые права на данное изобретение.

Область техники, к которой относится изобретение

Это изобретение относится к газотурбинным двигателям, и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Обычно газотурбинные двигатели включают в себя компрессор для сжатия воздуха, камеру сгорания для смешивания сжатого воздуха с топливом и зажигания смеси, и комплект лопастей турбины в сборе для получения энергии. Камеры сгорания часто работают при высоких температурах, которые могут превышать 2500 градусов по Фаренгейту. В камерах сгорания турбины типовых конфигураций комплект лопастей турбины подвергается воздействию этих высоких температур. В результате, лопасти и лопатки турбины должны быть изготовлены из материалов, способных выдерживать такие высокие температуры. Лопасти и лопатки турбины, и другие компоненты часто содержит системы охлаждения для продления срока службы этих элементов и снижения вероятности сбоев в результате чрезмерных температур.

Как правило, кожух центральной рамы расположен между компрессором, и в некоторых конфигурациях, между кожухом компрессора и кожухом выхлопной системы. Кожух центральной рамы зачастую направляет отбираемый воздух компрессора на роторный узел турбины. Поскольку температура воздуха оболочки центральной рамы превышает 450 градусов Цельсия, большинство из наиболее часто используемых стальных сплавов не проходит по пределу ползучести. Со временем, материалы становятся хрупкими и подвергаются постоянной деформации ползучести при температуре выше 450 градусов по Цельсию. Таким образом, поскольку требования к конструкции возрастают, и пиковая температура нагнетания компрессора приближается к 550 градусам Цельсия, становится очень маловероятным соответствовать пороговым требованиям в 160000 часов и 5000 часов эксплуатационной надежности при использовании стандартных сплавов и традиционной технологии.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Это изобретение относится к жаропрочной коллекторной системе для внутреннего кожуха между компрессором и турбиной в сборе. Жаропрочная коллекторная система защищает наружный кожух из высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора, что позволяет изготавливать наружный кожух, пролегающий между компрессором и турбиной 10 в сборе, из менее дорогих материалов, чем потребовалось бы в противном случае. Кроме того, жаропрочная коллекторная система может быть выполнена таким образом, что отбираемый воздух компрессора передается из компрессора в жаропрочную коллекторную систему без прохождения через обычное межфланцевое соединение, которое может протекать.

Жаропрочная коллекторная система может быть встроена в газотурбинный двигатель, и может включать в себя одну или несколько камер сгорания, расположенных выше по потоку от роторного узла. Роторный узел может включать в себя, по меньшей мере, первый и второй ряды турбинных лопастей, пролегающих радиально наружу из ротора. Газотурбинный двигатель может также включать в себя компрессор, расположенный выше по потоку от камеры сгорания, и может включать в себя один или несколько рядов турбинных лопаток, пролегающих радиально внутрь и заканчивающихся проксимально к роторному узлу. Газотурбинный двигатель может также включать в себя камеру охлаждения пера лопатки турбины, сообщающуюся с перьями лопаток турбины, и внутренний кожух, пролегающий от впускной области компрессора до выпускной области роторного узла. Газотурбинный двигатель может включать в себя жаропрочную стенку, расположенную радиально наружу внутреннего кожуха, и по окружности заключающую в оболочку внутренний кожух, тем самым образуя жаропрочный коллектор на наружной поверхности внутреннего кожуха. Жаропрочная стенка может сообщаться с отводной трубой компрессора, при этом отводная труба компрессора подает охлаждающую текучую среду на жаропрочный коллектор и сообщается с камерой охлаждения пера лопатки турбины, так что жаропрочный коллектор подает охлаждающую текучую среду в камеру охлаждения пера лопатки турбины. В одном варианте осуществления, камера охлаждения пера лопатки турбины может представлять собой камеру воздушного охлаждения второго ряда лопаток турбины, которая подает охлаждающую текучую среду на второй ряд лопаток турбины.

Газотурбинный двигатель может также включать в себя наружный кожух, пролегающий от впускной области компрессора до выпускной области роторного узла, и по окружности заключающий в оболочку жаропрочную стенку. В одном варианте осуществления, жаропрочный коллектор может сообщаться с компрессором, по меньшей мере, через одно отверстие в опорном фланце радиально внутрь наружного кожуха, что устраняет возможность межфланцевого протекания. В другом варианте осуществления, соединительный трубопровод может пролегать между компрессором и жаропрочным коллектором. Соединительный трубопровод может пролегать, по меньшей мере, частично наружу наружного кожуха, проходящего от впускной области компрессора до выпускной области роторного узла, и по окружности заключающего в оболочку жаропрочную стенку. Жаропрочная коллекторная система может также включать в себя теплообменник, приспособленный для охлаждения охлаждающей текучей среды из компрессора перед подачей охлаждающей текучей среды на жаропрочный коллектор. В еще одном варианте осуществления, жаропрочная коллекторная система может включать в себя трубопровод отвода выхлопа, пролегающий между компрессором и камерой охлаждения пера лопатки турбины. Трубопровод отвода выхлопа может пролегать, по меньшей мере, частично наружу наружного кожуха, пролегающего от впускной области компрессора до выпускной области роторного узла, и по окружности заключающего в оболочку жаропрочную стенку.

Жаропрочная коллекторная система может включать в себя одну или несколько соединительных дроссельных систем, выполненных с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в соединительный трубопровод, либо может включать в себя одну или несколько дроссельных систем камеры охлаждения пера лопатки, выполненных с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в камеру охлаждения пера лопатки турбины, либо же может включать в себя обе системы. В одном варианте осуществления, соединительная дроссельная система может быть образована, по меньшей мере, одним клапаном, управляющим потоком охлаждающей текучей среды через соединительный трубопровод. Дроссельная система камеры охлаждения пера лопатки может быть образована, по меньшей мере, одним клапаном, управляющим потоком охлаждающей текучей среды через трубопровод отвода выхлопа в камеру охлаждения пера лопатки турбины.

Преимущество данного изобретения состоит в том, что изобретение защищает наружный кожух, который проходит от выпускной области компрессора до впускной области роторного узла, и по окружности заключает в оболочку внутренний экран, от высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора.

Другое преимущество данного изобретения состоит в том, что экранирование наружного кожуха от высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора позволяет изготавливать наружный кожух из менее дорогих материалов, например, но не ограничиваясь этим, недорогих стальных сплавов.

Еще одно преимущество данного изобретения состоит в том, что это изобретение полезно в газотурбинных двигателях, где температура нагнетаемого воздуха компрессора приближается или превышает либо верхний предел режима ползучести, либо температуру охрупчивания для сталей.

Еще одно преимущество данного изобретения состоит в том, что его можно использовать и вместе, и без охладителя либо нагревателя, либо того и другого, для регулирования температур кожуха при переходах с целью активного управления радиальным зазором лопастей путем снижения тепловой инерции между ротором и кожухом.

Эти и другие варианты осуществления более подробно описаны ниже.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На сопровождающих чертежах, которые включены и составляют часть описания, проиллюстрированы варианты осуществления настоящим раскрытого изобретения, которые вместе с описанием раскрывают принципы изобретения.

Фиг. 1 представляет собой вид сбоку в разрезе участка газотурбинного двигателя, включающего в себя компрессор, расположенный выше по потоку от турбины в сборе, и соединенного вместе через внутренний кожух центральной рамы, и дополнительно включающий в себя жаропрочную коллекторную систему.

Фиг. 2 представляет собой вид сбоку в разрезе другого варианта осуществления жаропрочной коллекторной системы.

Фиг. 3 представляет собой вид сбоку в разрезе другого варианта осуществления жаропрочной коллекторной системы.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Как показано на фиг. 1-3, это изобретение относится к жаропрочной коллекторной системе 10 для внутреннего кожуха 12 между компрессором 14 и турбиной в сборе 16. Жаропрочная коллекторная система 10 защищает наружный кожух 18 от высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора, что позволяет изготавливать наружный кожух 18, пролегающий между компрессором 14 и турбиной в сборе 16, из менее дорогих материалов, которые были бы в противном случае необходимы. Кроме того, жаропрочная коллекторная система 10 может быть выполнена таким образом, что отбираемый воздух компрессора пропускается из компрессора 14 в жаропрочную коллекторную систему 10 без прохождения через обычное межфланцевое соединение, которое может протекать.

Жаропрочная коллекторная система 10 может быть расположена в газотурбинном двигателе, который может быть образован из одной или нескольких камер 22 сгорания, расположенных выше по потоку от роторного узла 24. Роторный узел 24 может включать в себя, по меньшей мере, первый и второй ряды 26, 28 турбинных лопастей 30, пролегающих радиально наружу от ротора 32. Компрессор 14 может быть расположен выше по потоку от камеры 22 сгорания. Один или несколько рядов турбинных лопаток 34 могут продолжаться радиально внутрь и могут заканчиваться проксимально к роторному узлу 24. Камера 36 охлаждения пера лопатки турбины может сообщаться с перьями 38 лопаток турбины, и, более конкретно, с системами 40 охлаждения в перьях 38 лопаток турбины, к примеру, но не ограничиваясь этим, лопаток 34 турбины.

Внутренний кожух 12 может пролегать от выпускной области 44 компрессора 14 до впускной области 42 роторного узла 24. Жаропрочная стенка 46 может быть расположена радиально наружу внутреннего кожуха 12. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, жаропрочная стенка 46 может по окружности заключать в оболочку внутренний кожух 12, тем самым образуя жаропрочный коллектор 48 на наружной поверхности 50 внутреннего кожуха 12. Жаропрочная стенка 46 может сообщаться с отводной трубой 52 компрессора, при этом отводная труба 52 компрессора подает охлаждающую текучую среду на жаропрочный коллектор 48. Жаропрочная стенка 46 может также сообщаться с камерой 36 охлаждения пера лопатки турбины, при этом жаропрочный коллектор 48 подает охлаждающую текучую среду в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, камера 36 охлаждения пера лопатки турбины представлять собой камеру воздушного охлаждения второго ряда лопаток турбины, которая подает охлаждающую текучую среду на второй ряд лопаток 34 турбины.

Жаропрочная стенка 46 может поддерживаться одной или несколькими разнесенными опорами 72. Разнесенные опоры 72 могут пролегать радиально наружу из внутреннего кожуха 12, и могут быть пространственно разнесены по окружности и аксиально с целью обеспечения опоры для жаропрочной стенки 46 от нагрузки давлением. Удаление и высота разнесенных опор 72 могут быть приспособлены для обеспечения требований к надлежащему охлаждающему потоку и конструктивной опоре для жаропрочной стенки 46. Передние и задние концы 74, 76 жаропрочной стенки 46 могут быть прикреплены к наружному кожуху 18 сваркой, к примеру, но не ограничиваясь этим, угловым сварным швом. Кроме того, жаропрочный экран 46 может включать в себя порталы сгорания, при этом корзины камеры сгорания могут проходить через жаропрочную стенку 46 и внутренний кожух 12. Жаропрочная стенка 46 может быть приварена к порталам сгорания посредством замкнутого углового сварного шва к наружному кожуху 18. Эти сварные швы предотвращают приток высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора из жаропрочного коллектора 48.

Жаропрочная стенка 46 может быть образована из любого подходящего пластичного материала, такого как, но не ограничиваясь этим, низкопрочного ковкого стального сплава, способного выдерживать различия при тепловом расширении между наружным кожухом 18 и жаропрочной стенкой 46. Чтобы компенсировать термические напряжения между наружным кожухом 18 и жаропрочной стенкой 46, на заднем конце 76 жаропрочной стенки 46 была встроена секция 78 с резким изгибом, чтобы обеспечить осевую гибкость. Секция 78 с резким изгибом может пролегать по окружности вокруг внутреннего кожуха 12. Подобно наружному кожуху 18, жаропрочная стенка 46 может разделяться горизонтальными соединениями с образованием двух секций. Секции могут быть герметизированы на этих горизонтальных соединениях с помощью горизонтальных зажимных усилий.

Газотурбинный двигатель 20 может также включать в себя наружный кожух 18 пролегающий от выпускной области 44 компрессора 14 до впускной области 42 роторного узла 24, и по окружности заключающий в оболочку жаропрочную стенку 46. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, как показано на фиг. 1 и фиг.3, жаропрочная коллекторная система может включать в себя соединительный трубопровод 54, пролегающий между компрессором 14 и жаропрочным коллектором 48. Соединительный трубопровод 54 может иметь любое поперечное сечение и может иметь любой размер для создания необходимого профиля давления через соединительный трубопровод 54. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, один или несколько теплообменников 56 могут быть приспособлены для охлаждения охлаждающей текучей среды из компрессора 14 перед подачей охлаждающей текучей среды на жаропрочный коллектор 48. Теплообменник 56 может быть приспособлен для использования в качестве охладителя, либо может быть приспособлен для использования в качестве нагревателя. В еще одном варианте осуществления, один или несколько теплообменников 56 могут функционировать как охладитель, а также один или несколько теплообменников 56 могут функционировать как нагреватель.

В другом варианте осуществления, как показано на фиг. 3, жаропрочная коллекторная система 10 может включать в себя один или несколько трубопроводов 58 отвода выхлопа, пролегающих между компрессором 14 и камерой 36 охлаждения пера лопатки турбины для направления охлаждающих текучих сред напрямую в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. Жаропрочная коллекторная система 10 может также включать в себя одну или несколько соединительных дроссельных систем 60, выполненных с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в соединительный трубопровод 54. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, соединительная дроссельная система 60 может быть образована из одного или нескольких клапанов 62, управляющих потоком охлаждающей текучей среды через соединительный трубопровод 54. Жаропрочная коллекторная система 10 может также включать в себя одну или несколько дроссельных систем 64 камеры охлаждения перьев лопаток, выполненных с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, дроссельная система 64 камеры охлаждения пера лопатки может быть образована из одного или нескольких клапанов 66, управляющих потоком охлаждающей текучей среды через трубопровод 58 отвода выхлопа в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. Соединительный трубопровод 54 может пролегать, по меньшей мере, частично наружу наружного кожуха 18, пролегающего от выпускной области 44 компрессора до впускной области 42 роторного узла 24, и по окружности заключающего в оболочку жаропрочную стенку 46.

В еще одном варианте осуществления, как показано на фиг. 2, трубопровод 58 отвода выхлопа может пролегать между компрессором 14 и камерой 36 охлаждения пера лопатки турбины. Трубопровод 58 отвода выхлопа может пролегать, по меньшей мере, частично наружу наружного кожуха 18, пролегающего от выпускной области 44 компрессора 14 до впускной области 42 роторного узла 24, и может по окружности заключать в оболочку жаропрочную стенку 46. Жаропрочный коллектор 48 может сообщаться с компрессором 14 через одно или несколько отверстий 68 в опорном фланце 70, расположенным радиально внутрь наружного кожуха 18, что устраняет возможность межфланцевой протечки.

Во время эксплуатации отводные текучие среды компрессора, к примеру, но не ограничиваясь этим, воздух, могут течь из компрессора 14 в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины через жаропрочную коллекторную систему 10, чтобы предотвратить контакт отбираемого воздуха компрессора с наружным кожухом 18. Как показано на фиг. 2, отводная текучая среда компрессора может течь из компрессора 14 через отверстие 68 в опорный фланец 70 и на жаропрочный коллектор 48. Текучая среда может при этом течь через жаропрочный коллектор 48 и в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. В другом варианте осуществления, как показано на фиг. 1, отводная текучая среда компрессора может течь из компрессора 14 через соединительный трубопровод 54 и на жаропрочный коллектор 48. Текучая среда может при этом течь через жаропрочный коллектор 48 и в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины.

В еще одном варианте осуществления, как показано на фиг. 3, отводная текучая среда компрессора может течь из компрессора 14 через соединительный трубопровод 54 и на жаропрочный коллектор 48. Текучая среда может при этом течь через жаропрочный коллектор 48 и в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. Поток отводной текучей среды компрессора может также течь из компрессора 14 в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины через трубопровод 58 отвода выхлопа. Поток отводной текучей среды компрессора через соединительный трубопровод 54 и трубопровод 58 отвода выхлопа можно регулировать с помощью использования соединительной дроссельной системы 60 и дроссельной системы 64 камеры охлаждения пера лопатки. Соединительная дроссельная система 60 и дроссельная система 64 камеры охлаждения пера лопатки могут управляться вручную или автоматически.

Изложенное выше приведено в целях иллюстрации, объяснения, и описания вариантов осуществления данного изобретения. Модификации и адаптации к этим вариантам осуществления понятны специалистам в данной области техники, и могут быть сделаны в пределах объема или концепции данного изобретения.

1. Газотурбинный двигатель (20), отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна камера сгорания (22) расположена выше по потоку от роторного узла (24), при этом роторный узел (24) включает в себя, по меньшей мере, первый и второй ряды (26, 28) турбинных лопастей (30), пролегающих радиально наружу от ротора (32); компрессор (14), расположенный выше по потоку от, по меньшей мере, одной камеры сгорания (22), по меньшей мере, один ряд турбинных лопаток (34), пролегающий радиально внутрь и заканчивающийся проксимально к роторному узлу (24); камеру (36) охлаждения пера лопатки турбины, сообщающуюся с перьями (38) лопаток турбины; внутренний кожух (12), пролегающий от выпускной области (44) компрессора (14) до впускной области (42) роторного узла 24; и жаропрочную стенку (46), расположенную радиально наружу внутреннего кожуха (12), и по окружности заключающую в оболочку внутренний кожух (12), тем самым образуя жаропрочный коллектор (48) на наружной поверхности (50) внутреннего кожуха (12);

при этом жаропрочная стенка (46) сообщается с отводной трубой (52) компрессора, так что отводная труба (52) компрессора подает охлаждающую текучую среду на жаропрочный коллектор (48), и сообщается с камерой (36) охлаждения пера лопатки турбины, так что жаропрочный коллектор (48) подает охлаждающую текучую среду в камеру (36) охлаждения пера лопатки турбины.

2. Газотурбинный двигатель (20) по п. 1, отличающийся тем, что камера (36) охлаждения пера лопатки турбины представляет собой камеру воздушного охлаждения второго ряда лопаток турбины, которая подает охлаждающую текучую среду на второй ряд лопаток (34) турбины.

3. Газотурбинный двигатель (20) по п. 1, дополнительно отличающийся тем, что наружный кожух (18) пролегает от выпускной области (44) компрессора (14) до впускной области (42) роторного узла (24) и по окружности, заключая в оболочку жаропрочную стенку (46).

4. Газотурбинный двигатель (20) по п. 1, дополнительно отличающийся тем, что между компрессором (14) и жаропрочным коллектором (48) пролегает соединительный трубопровод (54).

5. Газотурбинный двигатель (20) по п. 4, дополнительно отличающийся тем, что теплообменник (56) выполнен с возможностью охлаждения охлаждающей текучей среды из компрессора (14), перед подачей охлаждающей текучей среды на жаропрочный коллектор (48).

6. Газотурбинный двигатель (20) по п. 4, дополнительно отличающийся тем, что трубопровод (58) отвода выхлопа пролегает между компрессором (14) и камерой (36) охлаждения пера лопатки турбины.

7. Газотурбинный двигатель (20) по п. 6, дополнительно отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна соединительная дроссельная система (60) выполнена с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в соединительный трубопровод (54).

8. Газотурбинный двигатель (20) по п. 7, дополнительно отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна дроссельная система (64) камеры охлаждения пера лопатки выполнена с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в камеру (36) охлаждения пера лопатки турбины.

9. Газотурбинный двигатель (20) по п. 7, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна соединительная дроссельная система (60) представляет собой, по меньшей мере, один клапан (62), управляющий потоком охлаждающей текучей среды через соединительный трубопровод (54).

10. Газотурбинный двигатель (20) по п. 6, дополнительно отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна дроссельная система (64) камеры охлаждения пера лопатки выполнена с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в камеру (36) охлаждения пера лопатки турбины.

11. Газотурбинный двигатель (20) по п. 10, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна дроссельная система (64) камеры охлаждения пера лопатки представляет собой, по меньшей мере, один клапан (66), управляющий потоком охлаждающей текучей среды через трубопровод (58) отвода выхлопа в камеру (36) охлаждения пера лопатки турбины.

12. Газотурбинный двигатель (20) по п. 4, отличающийся тем, что соединительный трубопровод (54) проходит, по меньшей мере, частично, наружу наружного кожуха (18), пролегающего от выпускной области (44) компрессора (14) до впускной области (42) роторного узла (24), и по окружности, заключая в оболочку жаропрочную стенку (46).

13. Газотурбинный двигатель (20) по п. 1, дополнительно отличающийся тем, что трубопровод (58) отвода выхлопа пролегает между компрессором (14) и камерой (36) охлаждения пера лопатки турбины; при этом трубопровод (58) отвода выхлопа проходит, по меньшей мере, частично, наружу наружного кожуха (18) пролегающего от выпускной области (44) компрессора (14) до впускной области (42) роторного узла (24), и по окружности, заключая в оболочку жаропрочную стенку (46).

14. Газотурбинный двигатель (20) по п. 1, отличающийся тем, что жаропрочный коллектор (48) сообщается с компрессором (14), по меньшей мере, через одно отверстие (68) в опорном фланце (70) радиально внутрь наружного кожуха (18), что устраняет возможность межфланцевой протечки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Способ и устройство воздушного охлаждения моторного отсека газоперекачивающего агрегата, применяемые в напорной системе вентиляции-охлаждения приточного типа с двумя напорными вентиляторами, один из которых находится в резерве.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам управления газотурбинным двигателем. В известном способе управления газотурбинным двигателем, включающим изменение расхода охлаждающего воздуха подаваемого на турбину в зависимости от режимов работы двигателя, воздух подают от источника питания в коллектор охлаждающего воздуха, сообщенный через воздухопровод с агрегатом управления и с охлаждаемым трактом турбины через дросселирующие сечения перекрывающих устройств, выполненных в виде равномерно расположенных по окружности двигателя двухпозиционных клапанов, регулирование подачи воздуха к клапанам от агрегата управления через командный коллектор для их открытия / закрытия, по предложению, клапаны разделяют, по меньшей мере, на две группы, каждая из которых соединена командным коллектором с агрегатом управления, при этом управление открытием / закрытием каждой из групп клапанов производят отдельно или совместно в зависимости от режимов работы двигателя.

Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, многоканальный воздуховод.

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя заключается в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета. Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками и вторую турбину высокого давления.

Изобретение относится к турбинным двигателям и, более конкретно, к системам, обеспечивающим пуск из неостывшего состояния газотурбинных двигателей без риска столкновения лопатки турбины с радиально наружными уплотняющими поверхностями.

Изобретение относится к лопастной машине. Лопастная машина содержит внутренний корпус, радиально ограничивающий проточный канал машины.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции компенсаторов относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашин. Компенсатор относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашины содержит жестко закрепленный на внутреннем корпусе полый элемент, проходящий через внутренний и внешний корпуса, подвижное соединение, установленное на внешнем корпусе и включающее кольцевой элемент и средство соединения кольцевого элемента с полым элементом.

Изобретение относится к энергетике. Газовая турбина, содержащая ротор в сборе и корпус компрессора.

Изобретение относится к энергетике. Способ эксплуатации газотурбинного двигателя, при котором во время работы газотурбинного двигателя при полной нагрузке клапанную систему поддерживают в закрытом положении для того, чтобы по существу предотвратить проход воздуха через систему трубопроводов системы рециркуляции воздуха оболочки.

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в отраслях техники, где применяются газовые турбины, в частности в турбонасосных агрегатах жидкостных ракетных двигателей.

Предложена паровая турбина (100), которая может содержать турбинную секцию (101), содержащую ротор (102). Вокруг турбины (100) расположен внутренний корпус (122), имеющий верхний по потоку конец (130), нижний по потоку конец (132) и выпускное отверстие (134), расположенное у нижнего по потоку конца (132) и обеспечивающее возможность выпуска отработанного пара из внутреннего корпуса (122).

Турбоустановка содержит центральную секцию, детандер, компрессор, блок и электрический разъем. Центральная секция имеет внешний кожух с первым и вторым концами, причем детандер присоединен к ее первому концу, а компрессор - ко второму.

Турбина, в частности газовая турбина, содержит внутренний корпус, предназначенный для установки по меньшей мере одной статорной лопатки турбинной ступени, и наружный корпус, расположенный вокруг внутреннего корпуса таким образом, что образуется наружный охлаждающий канал между внутренним корпусом и наружным корпусом.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при разработке или модернизации паровых турбин. Цилиндр паровой турбины с регулирующим отсеком, состоящим из наружного и внутреннего корпусов, патрубков паровпуска, кольцевой пароподводящей камеры подачи пара в проточную часть с однонаправленным движением парового потока, состоящую из нерегулируемых ступеней давления, обойм, устанавливаемых в наружном корпусе цилиндра.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система для внутреннего кожуха между компрессором и турбиной в сборе. Жаропрочная коллекторная система защищает наружный кожух от высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора, что обеспечивает изготовление наружного кожуха, пролегающего между компрессором и турбиной в сборе, из менее дорогих материалов, которые были бы в противном случае необходимы. Кроме того, жаропрочная коллекторная система может быть выполнена таким образом, что отбираемый воздух компрессора пропускается из компрессора в жаропрочную коллекторную систему без прохождения через обычное межфланцевое соединение, которое может протекать. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх